Усилия на ручке управления

В системах с прямой механической связью между рычагами летчика и несущим винтом шарнирные моменты лопастей передаются на рычаги управления. Усилие на рычаге общего шага определяется постоянной составляющей шарнирного момента на лопасти, а на ручке циклического шага — переменной составляющей, имеющей чистоту оборотов. Для получения хороших характеристик управляемости важно надлежащее изменение усилий на ручке управления. Общие требования к усилиям на рычагах управления включают малое трение, низкие вибрации и логически понятное изменение усилий на переходных режимах полета. Должны иметься также средства для разгрузки рычагов управления на установившихся режимах полета. Желательно иметь также умеренные усилия, направленные противоположно и пропорциональные любому отклонению ручки управления. На вертолете с чисто механической системой управления шарнирные моменты и, следовательно, усилия на рычагах управления чувствительны к динамике и геометрии лопасти. [c.702]

В работе [R.30] исследовались характеристики управляемости вертолета и установлена высокая чувствительность поперечного управления на режиме висения (угловая скорость крена при отклонении поперечного управления), которая может вызвать забросы при управлении или даже короткопериодическую раскачку вертолета летчиком. Было обнаружено, что усилия на ручке управления при выполнении маневров в продольном и поперечном направлениях могут оказаться неприемлемыми из-за неустойчивого или нулевого градиента усилий, требуемых для выдерживания углов крена или тангажа, и взаимосвязи продольных и поперечных усилий. Устойчивость по частоте вращения несущего винта обусловливает чувствительность вертолета к порывам ветра и как следствие снос относительно земли на висении. Косвенная природа управления поступательной скоростью создает впечатление запаздывания в управлении, что нежелательно. В работе [R.30] предложено также увеличить демпфирование по крену для уменьшения чув- [c.734]

Характеристики управляемости. На одном из вертолетов при полете вперед отмечалось запаздывание (длительностью несколько секунд) появления максимальной перегрузки после максимального отклонения продольного управления [G.137], Это свидетельствует о неустойчивости по углу атаки и означает, что для удержания ускорения на желаемом уровне летчик должен отклонить ручку управления в противоположном направлении, за балансировочное положение. Отмечались также высокий уровень вибраций и исчезновение усилий на ручке управления. [c.764]

Р — усилие на ручке управления 1 — триммер в заднем положении 2 — триммер в нейтральном положении [c.166]

Рис. 8. Кривая усилий на ручке управления самолетом, возникающих при отказе бустера руля высоты (I, 2, 3 п 4 — точки, соответствующие различным скоростям полета)

КОЭФФИЦИЕНТ РАСХОДА УСИЛИЙ НА ПЕРЕГРУЗКУ — отношение приращения усилий на ручке управления рулем высоты, потребных для приращения перегрузки, к изменению перегрузки. [c.224]

Связь между усилием на ручке управления и шарнирным мо- [c.215]

G. Определяем усилие на ручке управления при отклонении элерон< на максимальный угол в прямолинейном горизонтальном полете с максимальной скоростью по формуле (10. i3). [c.242]

На рис. 157 графически показан характер изменений скорости полета, угла продольного наклона (тангажа) фюзеляжа, продольных отклонений ручки управления, а также усилий на ручке управления в горизонтальном полете для самолета н вертолета в течение некоторого времени. [c.160]

Усилие на ручке управления [c.161]

Рис. 157. Характер изменений скорости полета, продольного наклона фюзеляжа, отклонений н усилий на ручке управления при полете самолета

Графики изменения отклонений ручки управления и педалей или изменения усилий на ручке управления и педалях в зависимости от изменения скорости полета и центровки называются балансировочными характеристиками вертолета (рис. 161). [c.168]

Контроль режима полета на самолете, в том числе и контроль за положением самолета в пространстве летчик обычно ведет визуальным наблюдением за приборами и за горизонтом, а также по положению органов управления и по усилиям на ручке управления и педалях. Случайное кратковременное изменение скорости и положения самолета относительно горизонта, вызванное, например, порывом ветра или другими причинами, летчик чувствует по изменению усилий на ручке управления и педалях. На устойчивом самолете при увеличении скорости возникает давящее усилие на ручке управления, при уменьшении скорости — тянущее усилие. Это значит, что летчик, получая такие сигналы об изменении режима и инстинктивно стремясь восстановить исходные усилия на ручке управления, переместит ее в такое положение, когда усилие будет равно первоначальному. [c.182]

Применение профилей с неизменным центром давления почти исключает пульсацию усилий на ручке управления. Но вместе с тем это лишает летчика возможности судить об изменении режима полета или об изменении пространственного положения вертолета по усилию на ручке управления. [c.182]

Выше было сказано, что благодаря безмоментному профилю лопасти пульсации усилий на ручке управления не возникают. Однако то не совсем точно. [c.183]

При правильном подборе пружин усилия на ручке управления характеризуют изменение балансировки вертолета по скорости, поскольку они возникают при отклонении ручки управления (рис. 171). [c.184]

Рис. 171, Усилия на ручке управления от пружин при различных углах ее отклонения (триммер в нейтральном положении)

Для увеличения скорости летчик отклоняет ручку управления вперед, и если положение ручки управления при большой скорости остается впереди ее исходного положения, то это значит, что вертолет обладает статической устойчивостью с фиксированной ручкой управления. Если при этом усилие на ручку управления стремится отклонить ее назад, то это значит, что вертолет обладает статической устойчивостью также и при брошенной ручке управления, [c.192]

Если летчику для сбалансирования вертолета при увеличенной скорости после первоначального отклонения ручки управления вперед приходится переводить ее в положение, предшествующее первоначальному, то это значит, что вертолет неустойчив при фиксированной ручке управления. Подобно этому, в случае неустойчивости при брошенной ручке управления усилие на ручке управления при увеличении скорости стремится отклонить ручку управления вперед. [c.193]

Поведение вертолета при брошенной ручке управления представляет больший практический интерес, чем поведение его с фиксированной ручкой управления, так как об устойчивости самолета или вертолета в полете летчик судит обычно по усилиям на ручке управления. [c.193]

Нормальными усилиями на ручку управления и педали нужно считать 1—3 кг и не должно быть больше б кг. Подсчет усилий на рычаги управления пилота производится по уравнению шарнирного момента [c.183]

На углах атаки, при которых фокус самолета находится вблизи центра тяжести, самолет практически нейтрален по перегрузке. Это означает, что небольшие отклонения ручки и изменения усилия на ручке управления могут привести к существенному изме- [c.216]

При быстром торможении в области околозвуковых скоростей имеет место тенденция самолета к увеличению угла атаки более значительному, чем это требуется для горизонтальности полета. Это обусловлено главным образо смещением аэродинамического фокуса вперед при уменьшении числа М. Поддержание постоянной высоты полета в этом случае обеспечивается созданием давящих усилий или уменьшением тянущих усилий на ручке управления. [c.342]

При смещении центровки в полете назад летчик на ручке управления ощущает возрастающие давящие усилия, которые усложняют пилотирование и требуют от летчика дополнительной затраты энергии. По этой причине вертолет не может достичь максимальной скорости полета. [c.75]

Усилия на рычагах управления считаются положительными, если при управлении стабилизатором на ручке управления возникают давящие усилия, при управлении элеронами усилия от ручки на руку действуют слева направо, при управлении рулем направления давление на правую педаль больше, чем на левую. [c.155]

Ограничение числа М. акс доп из условий устойчивости самолета связано с тем, что в зависимости от аэродинамической компоновки при околозвуковых скоростях пли больших сверхзвуковых скоростях могут возникнуть такие явления, как сильная неустойчивость по скорости, большие усилия на ручке (штурвале) управления, [c.161]

Работа [С. 109] была посвящена анализу летных испытаний вертолета в условиях ППП. Установлено, что требования к характеристикам управляемости для ПВП подходят и к полету по приборам при скорости полета выше экономической, хотя при этом приборам необходимо уделять постоянное и пристальное внимание. На малых скоростях полета и при выполнении маневров, требующих точного пилотирования, возникают трудности с поперечным и путевым управлением, что делает полет по приборам возможным в течение лишь очень короткого времени. В случае полета по приборам обязательно наличие трим-мерного устройства для снятия усилий с ручки управления, поскольку неприемлемы даже небольшие несбалансированные усилия. [c.789]

ОСИ жесткости, то углы атаки за счет кру-чения крыла увеличиваются и перегрузка возрастает уже при меньших усилиях на ручке, управления. Если же ц. д. находится сзади оси жесткости, то увеличение перегрузки не произойдет, поскольку углы атаки за счет кручения крыла будут уменьшаться. [c.100]

На всроятнь1Х продолжительных установившихся режимах полета усилия на ручке управления должны быть близки к нулевым. [c.36]

Тянущие усилия на ручке управления для создания максимальной эксплуатационной перегрузки должны быть ке мекее 7 кгс. [c.36]

В то же время заместитель Главного конструктора Л. Г. Брунов и на-ч<шьник отдела Р. А. Беляков разрабатывали необратимое бустер-ное управлс[(ие для самолета с цельноповоротным стабилизатором без руля высоты. На случай отказа основной системы управление было дублирова- Ю, а система управления стабилизатором содержала автомат изменения усилий на ручке управления и механизм изменения передаточного числа от ручки к стабилизатору (первый в мире электрический автомат регулирования управления — АРУ). Необходимо было также обеспечить спасение экипажа при катапультировании при всевозрастающих скоростях. [c.130]

Г оризонтальное оперенне цельноповоротное, без руля высоты, по конструкции аналогично консоли крыла. Оно может отклоняться вверх на 12°, вниз — на 10° и имеет обратный сервокомпенсатор, то есть сервокомпенсатор не снижающий, а увеличивающий усилия на ручке управления до требуемой величины. Управление самолетом спаренное, проводка к рулю высоты н рулю направления выполнена тросами диаметром 3 мм, к элеронам н закрылкам — жесткими тягами. [c.33]

Важный элемент профиля — форма носка элерона. Наиболее распространенные варианты носков показаны на рис. 114,у4. Носок, образованный параболой 100 (позиция 4 рис. 114,у4), используется на элеронах и рулях, имеющих осевую аэродинамическую компенсацию, когда носок выходит в поток, например на Як-55. Такая затупленная форма иоска прн очень большой величине осевой аэродинамической компенсации (20% и выше) приводит к нелинейному росту усилий на ручке управления при отклонении элеронов и рулей. Лучшими в этом отношении являются заостренные носки, как на Су-26 (см. рис. 114, А, Б). Координаты такого носка приведены в табл. 7. [c.138]

Перекомпенсация (увеличение площади компенсатора сверх указанного предела) может явиться причиной возникновения вибраций, в особенности на малых углах атаки. Поэтому ее следует избегать. При этом необходимо указать, что перекомпенсация элерона в отличие от перекомпенсации руля может не вызвать обратных усилий на ручке управления (имея ввиду обратные действия элеронов) и остаться, таким образом, незамеченной летчиком. [c.148]

Таким образом, усилие на ручке управления является важ ней-шей комшлексной характер истикой, позволяющей летчику правильно соразмерить откло-нения руля и ручки. Поэтому при устано(вке гидроусилителя по необратимой схеме конструктор вынужден пр и-менять разного рода загрузочные механизмы, искусственно создающие (имитирующие) усилие на ручке управления. [c.271]

Однако такого типа загрузочные механизмы позволяют получить более или менее приемлемые усилия на рычагах управления только элеронами и рулем направления. Применение подобных загружателей в продольном канале не исключает возможности непроизвольной раскачки самолета, например, при переходе с крутой характеристики на пологую. Невозможность обеспечить требуемый характер изменения усилия на ручке управления стабил1 - [c.272]

Возможна раскачка самолета и при исправной работе демпфера в результате ошибочных действий летчика, связанных с резким отклонением ручки. Так, например, если при отклонении стабилизатора летчик приложит чрезмерно большое усилие к ручке управления и отклонит ее с большой скоростью, быстродействие гидроусилителя в некоторых случаях может оказаться недостаточным. Он не уопеет отработать управляющий сигнал и произойдет утыкание золотника в гидроусилителе. При этом продольная нагруз ка на демпфер тангажа может оказаться достаточно большой, что приведет к защемлению раздвижной тяги демпфера. Однако утыкание золотника не приводит к бездействию гидроусилителя. Стабилизатор будет отклоняться с максимально возможной скоростью. Достигнув желаемой величины перегрузки и угловой скорости тангажа, летчик ослабит усилие на ручку управления. Раздвиж1ная тяга демпфера освободится и отклонит ( выстрелит ) стабилизатор в обратную сторону на величину, пропорциональную угловой скорости. Если для восстановления последней летчик так же энергично будет действовать ручкой, как вначале, возможны повторения ситуации я вследствие запаздывания реакции летчика последующая раскачка самолета по тангажу. [c.312]

Давление иа ручку (штурвал). При отклонении рулей, элеронов, цельноповоротного горизонтального оперения (управляемого стабилизатора) усилия на ручке, штурвале и педалях должны возрастать плавно. Например, максимальные величины давления на ручку при управлении рулем высоты при пикировании — для истребителей 4—9 кГ, для бомбардировщиков 6—14 кГ, при по- [c.280]

Военный стандарт США MIL-H-8501A определяет характеристики управляемости в полете и на земле для военных вертолетов. Этот стандарт является хотя и несколько устаревшим, но все же наиболее полным собранием норм летных характеристик. В отношении статической устойчивости стандарт определяет минимальное и максимальное значения начального градиента усилий на ручке в продольном и поперечном направлениях и требует, чтобы он был всегда положителен. В продольном управлении градиенты усилия и отклонения ручки по скорости полета должны соответствовать устойчивости умеренная степень неустойчивости допускается только для ПВП в диапазоне малых скоростей полета, хотя вообще она нежелательна. При полете вперед требуются устойчивые градиенты отклонения поперечного управления и педалей по углу скольжения, путевая устойчивость и устойчивость по поперечной скорости. Для ППП путевое и поперечное управления должны иметь устойчивые градиенты по усилиям и по отклонениям. Оговорены также усилия на рычагах управления на переходных режимах, паразитные перекрестные связи по этим усилиям, запасы управления и другие факторы. Характеристики динамической устойчивости при полете вперед оговорены в стандарте MIL-H-8501A в терминах периода и демпфирования длиннопериодического движения. На рис. 15.15 суммированы требования для эксплуатации по ПВП и ППП. [c.785]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...